El cohete propulsor líquido Fly-back (LFBB) fue un proyecto del Centro Aeroespacial Alemán (DLR) para desarrollar un cohete propulsor líquido capaz de reutilizarse para Ariane 1 con el fin de reducir significativamente el alto coste del transporte espacial y aumentar el respeto al medio ambiente . [1] El LRB reemplazaría a los cohetes propulsores líquidos existentes , proporcionando el empuje principal durante la cuenta atrás. Una vez separados, dos propulsores alados realizarían una entrada atmosférica , regresarían de forma autónoma a la Guayana Francesa y aterrizarían horizontalmente en el aeropuerto como un avión.
Además, se propuso una familia de vehículos de lanzamiento derivados para aprovechar las economías de escala y reducir aún más los costos de lanzamiento. Estos derivados incluyen:
El Centro Aeroespacial Alemán estudió los cohetes propulsores líquidos de retorno como parte de un programa de investigación de futuros lanzadores desde 1999 hasta 2004. [4] Después de la cancelación del proyecto, las publicaciones en el DLR continuaron hasta 2009. [ cita requerida ]
El Centro Aeroespacial Alemán (DLR) estudió los potenciales futuros vehículos de lanzamiento de la Unión Europea en el marco del programa Ausgewählte Systeme und Technologien für Raumtransport ( ASTRA ; en inglés: Sistemas y tecnologías para aplicaciones de transporte espacial) de 1999 a 2005, y se realizaron estudios adicionales hasta 2009. [1] [4] El diseño del LFBB fue uno de los dos proyectos dentro del programa ASTRA, el otro fue Phoenix RLV . [5] [6] [7] Durante el desarrollo, se construyeron modelos a escala para probar varias configuraciones en los túneles de viento supersónicos Trisonische Messstrecke Köln (TMK; en inglés: sección de medición trisónica en Colonia ) y en el Hyperschallwindkanal 2 Köln (H2K; en inglés: canal de viento hipersónico en Colonia) del DLR . [8] [9] El diseño mecánico preliminar de otros elementos importantes fue realizado por las empresas ESA y NASA . [4] : 213
Las ventajas de los propulsores reutilizables incluyen la simplicidad de usar un solo tipo de combustible, el respeto al medio ambiente y menores costos recurrentes. Los estudios concluyeron que los propulsores de retorno reutilizables serían la forma más asequible y menos riesgosa para que los sistemas de lanzamiento espacial europeos comiencen a ser reutilizables. Estos propulsores de retorno tenían el potencial de reducir los costos de lanzamiento. Sin embargo, cuando otros proyectos, como Space Shuttle o VentureStar , emprendieron este objetivo, no lograron cumplir sus metas. Las tecnologías de apoyo necesarias para la construcción de LFBB se pueden desarrollar en 10 años, y se pueden desarrollar lanzadores adicionales basados en propulsores de retorno para minimizar los costos y proporcionar sinergia de mantenimiento en múltiples clases de vehículos de lanzamiento. [3]
Al final, el hardware se volvió demasiado grande y el proyecto LFBB fue descartado, y un miembro de la agencia espacial francesa ( CNES ) comentó:
Lo que me sorprendió fue que, al principio, este propulsor reutilizable era solo un cilindro con motores y pequeñas alas, con un turboventilador en la parte trasera. Y tres años después, estos eran Airbus completos en términos de tamaño, con cuatro motores en cada uno de ellos.
— Christophe Bonnal, dirección de lanzadores del CNES [10]
El concepto general de los propulsores líquidos en el programa LFBB era conservar el núcleo y las etapas superiores del Ariane 5 , junto con los carenados de carga útil , y reemplazar sus propulsores de combustible sólido (EAP P241, del francés Étages d'Accélération à Poudre ) con propulsores de combustible líquido reutilizables . Estos propulsores proporcionarían el empuje principal durante el despegue. Después de la separación, regresarían a un puerto espacial en la Guayana Francesa para aterrizar. Este modo de operación de despegue vertical, aterrizaje horizontal ( VTHL ) permitiría que los propulsores de retorno líquidos siguieran operando desde el Centro Espacial de Guayana , evitando así cambios importantes en el perfil de ascenso del Ariane 5. El rendimiento de la carga útil del vehículo de lanzamiento de la variante Cryogenic Evolution tipo A (ECA) aumentaría de 10.500 kg (23.100 lb) a 12.300 kg (27.100 lb). [3] [4] : 214
En el diseño de referencia, cada LFBB consta de tres motores instalados en una disposición circular en la parte trasera del vehículo. Cada motor es un motor Vulcain con una relación de expansión reducida . Tres motores turbofán adicionales que respiran aire , instalados en la sección del morro , proporcionan energía para el fly-back. El fuselaje tiene 41 m (135 pies) de largo, con un diámetro de tanque exterior de 5,45 m (17,9 pies), diseñado específicamente para adaptarse a la etapa central existente del Ariane 5 y reducir los costos de fabricación. Se seleccionó una configuración de canard de cola en V de ala baja , [4] con una envergadura de aproximadamente 21 m (69 pies) y un área de 115 m 2 (1.240 pies cuadrados). [2] El perfil aerodinámico se basó en un perfil transónico del Royal Aircraft Establishment (RAE 2822). La masa bruta de despegue (GLOW) de cada cohete es de 222,5 toneladas (245,3 toneladas cortas), con 54 toneladas (60 toneladas cortas) en el momento de la separación y 46,2 toneladas (50,9 toneladas cortas) de masa seca. En comparación, la GLOW del EAP P241 es de 273 toneladas (301 toneladas cortas). [4] : 209, 210, 214
El propulsor fue diseñado para tener cuatro sistemas de propulsión independientes, el primero de los cuales -propulsión del cohete principal- se basaría en tres motores Vulcain con cardán alimentados por 168.500 kg (371.500 lb) de combustible. En segundo lugar, los motores turbofán Eurojet EJ200 fly-back serían propulsados con hidrógeno para reducir la masa de combustible. Además, diez propulsores de 2 kN (450 lb f ) colocados a cada lado del vehículo serían utilizados por el sistema de control de reacción . Finalmente, el cuarto sistema de propulsión se basaría en motores de cohetes sólidos que separan los propulsores de la etapa central. Una versión a mayor escala de los motores utilizados en los propulsores EAP existentes se montaría en el anillo de fijación y dentro de la estructura principal del ala. [4] : 211, 212
Un perfil típico de misión comenzaría con el encendido de una etapa principal y ambos propulsores, seguido de una aceleración a 2 km/s (1,2 mi/s) y luego una separación a la altitud de 50 km (31 mi). A medida que la etapa principal continúa su vuelo en órbita, los propulsores siguen una trayectoria balística , alcanzando una altitud de 90-100 km (56-62 mi). Después de la entrada atmosférica de baja energía , los propulsores alcanzan capas más densas de la atmósfera donde realizan un viraje inclinado hacia el aeródromo objetivo. El planeo continúa hasta que alcanzan una altitud que es óptima para activar los motores de turbofán y entrar en vuelo de crucero . En este punto, a unos 550 km (340 mi) del punto de lanzamiento, los propulsores estarían volando sobre el océano Atlántico . El crucero de regreso al aeropuerto requiere unos 3.650 kg (8.050 lb) de combustible de hidrógeno y tarda más de dos horas en completarse. Se despliega un tren de aterrizaje y cada propulsor aterriza de forma autónoma. Después de la separación, los cohetes no corren peligro de colisión hasta que aterrizan debido a pequeñas diferencias en sus trayectorias de vuelo iniciales. [3] [4] : 215
El desarrollo de propulsores líquidos de retorno tiene el potencial de permitir tres sistemas de transporte espacial adicionales con el objetivo de aumentar la producción y crear economías de escala . El objetivo del proyecto LFBB en el DLR era reducir los costos operativos de Ariane 5 y desarrollar futuros derivados, incluida una primera etapa reutilizable de un vehículo de lanzamiento pequeño a mediano, un vehículo de lanzamiento superpesado capaz de elevar 67 toneladas (74 toneladas cortas) [2] a la órbita baja terrestre y un vehículo de lanzamiento reutilizable de dos etapas a órbita . [11] Inicialmente, los LFBB se utilizarían solo en Ariane 5. Con el tiempo, las configuraciones alternativas podrían eliminar gradualmente las Soyuz y Vega de Arianespace . [4] : 215
El LFBB se estudió con los tres compuestos de la etapa superior, para lograr una configuración de Primera Etapa Reutilizable (RFS). El primero fue un derivado de Vega , con una segunda etapa Zefiro 23 , una tercera etapa Zefiro 9 y una etapa superior AVUM. Con el LFBB reemplazando la etapa P80 , la carga útil a la órbita sincrónica solar (SSO) aumentaría a 1.882 kg (4.149 lb), en comparación con los 1.450 kg (3.200 lb) del Vega. El segundo fue un derivado de Ariane 4 llamado H-25. Se basó en una etapa superior H10 con un motor de cohete Vinci y 25 toneladas (28 toneladas cortas) de combustible criogénico . Dependiendo del método de desaceleración, la carga útil a SSO está entre 1.481 y 2.788 kg (3.265 y 6.146 lb). La tercera era una gran etapa superior criogénica, llamada H-185, basada en una etapa principal alternativa, aún por desarrollar, del Ariane 5, con 185 toneladas (204 toneladas cortas) de combustible criogénico. Su carga útil para el SSO es de 5.000 kg (11.000 lb). [4] : 216
Dos de las configuraciones más ligeras (el Zefiro 23 y el H-25) utilizan etapas superiores montadas en la parte superior del propulsor. Debido al menor peso, podría haber sido necesario reducir la cantidad de combustible en un propulsor para garantizar que la velocidad de separación, la trayectoria de vuelo y la reentrada no excedan los límites de diseño. En el caso del H-25, podría ser necesario acelerar los propulsores de retorno a más de 2 km/s (1,2 mi/s) para ayudar a la etapa superior a alcanzar su órbita deseada. En consecuencia, se propusieron dos soluciones para desacelerar los propulsores después de la separación. La primera opción era desacelerarlos activamente utilizando 10 toneladas (11 toneladas cortas) de combustible y reducir la velocidad en 300 m/s (980 pies/s). Sin embargo, el rendimiento del lanzamiento caería por debajo del derivado Vega. Otra opción es utilizar fuerzas aerodinámicas para desacelerar. Sin embargo, un paracaídas hipersónico se consideró demasiado caro y demasiado complejo. Como resultado, se propuso un ballute alternativo . La simulación de la dinámica de vuelo reveló que un ballute con una sección transversal de 45 m2 ( 480 pies cuadrados) ofrecía el mejor equilibrio entre las cargas sobre el propulsor y la desaceleración por fuerzas aerodinámicas. En esta configuración, se pudo lograr un rendimiento de lanzamiento de hasta 2788 kg (6146 lb), en parte gracias a una mayor velocidad de separación. [4] : 216
La configuración más pesada utiliza un único propulsor con una etapa criogénica grande, prescindible y montada asimétricamente, denominada H-185. Se propuso como una variante futura de la etapa central del Ariane 5 (H158), destinada a eliminar gradualmente la etapa principal en una configuración de lanzamiento estándar con LFBB. El H-185 utilizaría un nuevo motor principal Vulcain 3, con mayor empuje de vacío. Cuando se lanzara con un único propulsor, ambas etapas funcionarían en paralelo y se entregarían a una órbita de 180 por 800 km (110 por 500 mi) antes de separarse. El resto de la etapa superior compuesta pesaría 7360 kg (16 230 lb), con un rendimiento de carga útil de 5000 kg (11 000 lb) a SSO. Cuando se lanza a la órbita baja terrestre , la masa de la carga útil se puede aumentar a más de 10 000 kg (22 000 lb). [4] : 215–217
El lanzador de carga superpesada (SHLL) constaría de una nueva etapa principal criogénica, cinco propulsores de retorno líquidos y una etapa de inyección reencendeble. Esta configuración fue diseñada para proporcionar mayores capacidades para misiones complejas, incluidas las exploraciones tripuladas a la Luna y a Marte , así como el lanzamiento de grandes satélites alimentados con energía solar. [3] : 15
La nueva etapa central tendría 28,65 m (94,0 pies) de altura y un diámetro de 10 m (33 pies), alimentando 600 toneladas (660 toneladas cortas) de LOX / LH 2 a tres motores Vulcain 3. La mayor circunferencia de la etapa principal permite que se integren cinco LFBB con alas retráctiles o de geometría variable . La etapa superior sería un derivado del Ariane 5 ESC-B, con un tamaño aumentado a 5,6 m × 8,98 m (18,4 pies × 29,5 pies), y reforzado para soportar cargas más altas. Se demostró que el motor Vinci era lo suficientemente potente para la inserción orbital . La carga útil estaría encerrada en un carenado de 8 m × 29,5 m (26 pies × 97 pies) . El vehículo de lanzamiento tendría una altura total de 69 m (226 pies) y una masa de 1.900 toneladas (2.100 toneladas cortas). La carga útil en órbita terrestre baja sería de 67.280 kg (148.330 libras). [4] : 218
Al ser lanzados a una órbita baja de transferencia terrestre de 200 km × 600 km (120 mi × 370 mi), los cohetes de propulsión baja se separarían a una altitud de 51 km (32 mi), a una velocidad de 1,55 km/s (0,96 mi/s). Para evitar la separación simultánea de todos los cohetes, se podría utilizar una alimentación cruzada a la etapa principal o una regulación de la velocidad . El vuelo de regreso de los cohetes requeriría aproximadamente 3250 kg (7170 lb) de combustible, incluida una reserva del 30 %. [4] : 218–219
Se planeó implementar la variante del vehículo de lanzamiento reutilizable de dos etapas a órbita (TSTO) del LFBB aproximadamente 15 años después de la incorporación de los LFBB al Ariane 5. [4] : 216 Sin embargo, solo se completó un análisis preliminar del TSTO. La configuración propuesta consistía en dos cohetes propulsores con alas retráctiles unidas al tanque de combustible externo y un orbitador reutilizable con alas fijas que transportaban una carga útil en su parte superior. Durante las misiones en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), se utilizaría una etapa superior adicional y expandible. [4] : 219
El tanque externo, que es el núcleo del sistema, tendría un diámetro de 5,4 metros (18 pies) y una altura de 30,5 metros (100 pies), y transportaría 167,5 toneladas (184,6 toneladas cortas) de combustible. El orbitador adjunto tendría 28,8 metros (94 pies) de alto y 3,6 metros (12 pies) de diámetro, y transportaría 50 toneladas (55 toneladas cortas) de combustible. El soporte de carga útil sobre el orbitador tendría 5,4 por 20,5 metros (18 pies × 67 pies). Para misiones LEO, el vehículo de lanzamiento tendría 57,3 metros (188 pies) de alto, con una masa bruta de despegue de 739,4 toneladas (815,0 toneladas cortas). La carga útil a LEO sería de 12.800 kilogramos (28.200 lb), con un aumento a 8.500 kilogramos (18.700 lb) a GTO cuando se utiliza una etapa superior expandible. [4] : 219
